CN119403733A 包括由复合材料制成的结构的叶片和相关的制造方法 （赛峰飞机发动机公司）

FR22052432022.05.32024.12.20PCT/FR2023/0507402023.05.26WO2023/233092FR2023.12.07包括由复合材料制成的结构的叶片和相关编织获得的第一纤维增强件和嵌入有第一纤维以及翼梁(13)，翼梁包括由复合材料制成的芯部(14)和在芯部(14)的两侧上附接到芯部(14)述翼型件的腔体内延伸的第一部段和形成叶片上延伸并且在翼型件(12)的腔体内的第一部段2翼梁(13)，所述翼梁包括复合材料芯部(14)和在所述复合材料芯部(14)的两侧上附述翼型件的腔体内延伸的第一部段和形成所述叶片根部(9)附接到所述复合材料芯部(14)的所述两个金属壳体(21并且在所述具有空气动力学轮廓的翼型件(12)的腔体内的所2.根据权利要求1所述的叶片(7)，其中，所述叶片根部轴线(Y)以及所述翼型件的前缘线与流界限弦线之间的交点的平面中测量，所述流界限弦在所述纬纱股线(26)的界定所述脱粘部的第一交织部(26a)和第二交织部(26b)之间测量的距离从所述叶片根部(9)到所述翼型件(16.根据权利要求1至5中任一项所述的叶片(7)，所述叶片包括刚性多孔材料的工件部段并且定位在所述具有空气动力学轮廓的翼型件(1件(12)具有连接到所述叶片根部(9)的第一端部和与所述第一端部相对的第二端部，并且3述叶片(7)的桨距轴线(Y)的轴对称形状，并且所述第二部段具有沿垂直于所述桨距轴线第一附接部件(18)相对于所述第三附接部件(20)沿着所述桨距轴线(Y)平移，所述第二附第一附接部件(18)和所述第二附接部件(19)之间以15.一种用于制造根据权利要求1至14中任一项所述的叶片(7)的方法，所述包括以下将两个金属壳体(21a，21b)附接(102)到所述翼梁(14)的所述芯部，使得所使所述纤维坯料成形(104)以获得具有空气动力学轮廓的预成型件，所述成形将树脂注射(105)到包含第一纤维坯料和所述翼梁(13)的模具中以获得叶片(7)，所(13)与刚性多孔材料的工件(23)组装在一起的步骤，所述刚性多孔材料优选为聚氨酯泡45烈的空气动力学力将有在叶片的根部处损坏在这些叶片和风扇的转子的毂部之间的界面6[0017]具有空气动力学轮廓的翼型件，翼型件包括通过三维编织获得的第一纤维增强由第一纤维增强件的脱粘部(déliaiso[0019]翼梁，翼梁包括复合材料芯部和在复合材料芯部的两侧上附接到复合材料芯部[0020]附接到复合材料芯部的两个金属壳体在第二部段上延伸并且在具有空气动力学[0021]该延续避免了通过复合材料将空气动力学力从具有空气动力学轮廓的翼型件传递到金属壳体，这将使金属壳体与复合材料之间的边界经受可能导致壳体脱离的大剪切度在第一部段的所述部分上从流界限弦到翼型件[0025]第一纤维增强件包括从前缘延伸到后缘并界定脱粘部的纬纱股线，脱粘部在上[0026]在垂直于桨距轴线的平面中，在纬纱股线的界定脱粘部的第一交织部和第二交翼梁的第一部段并且定位在具有空气动力学轮廓的[0028]附接到复合材料芯部的两个金属壳体没有接合在一起，因此是分离的而没有直[0029]复合材料芯部的第一部段包括小平面，两个金属壳体中的每一个具有能够定位成与所述第一部段的小平面接触的小平面，以限定壳体中的每一个相对于芯部的相对定[0030]具有空气动力学轮廓的翼型件具有连接到叶片根部的第一端部和与第一端部相[0031]第一纤维增强件通过对碳纤维股线进行三维编织来获得，并且第一基质包括环7[0032]翼梁的复合材料芯部包括通过三维编织获得的第二纤维增强件和嵌入有第二纤[0033]第二纤维增强件包括彼此堆叠的多个纤维增强件层，多个纤维增强件层以这样[0034]叶片根部具有围绕叶片的桨距轴线的轴对称形状，并且第二部段具有沿垂直于轮廓的翼型件和由金属壳体加强以防止壳体脱离的复合材料的[0040]生产包括第一部段和第二部[0041]将两个金属壳体附接到翼梁的芯部，使得两个金属壳体中的每一个在第二部段[0043]使纤维坯料成形以获得具有空气动力学轮廓的预成型件，所述成形包括将翼梁[0044]将树脂注射到包含第一纤维坯料和翼梁的模具中以获得叶片，叶片包括具有空[0046]使纤维坯料成形的步骤之前是将翼梁与刚性多孔材料的工件组装在一起的步[0047]纤维坯料的脱粘部延续到翼型件的前缘线中的第二开口，并且翼梁通过开口插[0048]生产翼梁的芯部的步骤包括在芯部的第一部段的一个端部上加工具有小平面的8[0049]本发明的其他特征和优点将通过以下参照附图做出的详细描述来揭示，在附图[0050]图1示意性地示出了包括无管道[0052]图3A示意性地示出了沿第一平面中的截面的叶片的翼梁，该第一平面包括桨距[0053]图3B示意性地示出了在第二平面中的截面中的叶片的翼梁，该第二平面包含桨[0054]图4示意性地示出了在垂直于桨距轴线的平面中，翼梁的横截面AA中的复合材[0055]图5示意性地示出了使得金属壳体和翼梁的复合材料芯部能够在翼梁的横截面[0057]图7示意性地示出了将翼梁插入[0060]发动机包括无管道风扇3和旨在附接到飞行器机身的机舱2。风扇3包括两个反向一旋转轴线X(该旋转轴线与发动机的主轴线重合)在相反的方向上[0061]在图1所示的示例中，发动机1是具有反向旋转的风扇转子的处于“推进器9地从该第一开口25延伸到通向翼型件前缘的第二动力学轮廓的翼型件12的外表面的股线)，但在预成型件的低厚度区域中没有或只有很少[0072]复合材料芯部14包括在翼型件的腔体内延伸的第一部段和形成叶片根部9的第二[0073]芯部的第一部段使得能够将具有空气动力学轮廓的翼型件12所经受的力传递到[0074]限定了第一平面，该第一平面穿过桨距轴线Y以及翼型件的前缘线与流界限弦线一厚度优选地在第一部段的至少一部分15上从流界限弦到翼型件的间测量的距离(第一交织部26a和第二交织部26b界定脱粘部)从流界限弦处的腔体的第一固通过粘合剂或树脂以及通过第一部段和腔体的连接横截面从翼型件内部到流界限弦的柱17的第二部分形成位于附接装置10内部的附接部分16与芯部的位于翼型件内部的第一[0081]第二部段的第一部分16旨在插入到叶片7的可变桨距附接装置10中。当沿着桨距[0082]当第一部分16插入到附接装置10中并且叶片7旋转时，上支承表面确保在离心力收相对于轴线X周向地施加在具有空气动力学轮廓的翼型件12上的切向弯曲力，该弯曲力[0084]第二部段的第一部分16还可以包括从下支承表面延伸的桨距构件16b。桨距构件是在例如在鸟摄入期间发生过量扭矩的情况下。然后，桨距构件16b作为整体安全构件介部件18的轮廓协作以阻挡第一附接部件18相对于第三附接部件以在第一附接部件18和第二附接部件19之间保持隆[0089]翼梁13的复合材料芯部14包括通过三维编织获得的第二纤维增强件和嵌入有第布置成使得当从第二纤维增强件的内部到第二纤维增强件的外部跟随第二纤维增强件时，复合材料芯部14的翼梁13的形状类似于先前描21b直接通过树脂或通过如前所述的粘合剂膜附接到具有空气动力学轮廓的翼型件12的腔体内的延续确保了来自翼型件12的空气动力学力的传递，近流空气界限)之间的宏观机械特性的不连续性。壳体21a和21b参与施加在具有空气动力型中，在朝向翼型件移动时所考虑的金属壳体的端部将构成可能使应力集中的自由边缘。[0105]根据一个实施例，当翼梁13定位在具有空气动力学轮廓的[0110]工件23使得能够向叶片7的具有空气动力学轮廓的翼型件12提供期望的厚度和形[0113]生产101包括第一部段和第二部段的[0119]复合材料芯部14的生产101包括制备第二纤维增强件，然后注射第二基质以浸渍入件周围产生脱粘部来制备第二纤维增强件，使得工件自身处于第二纤维增强件的腔体[0121]工件可以是先前加工的聚氨酯泡沫。作为泡沫的替代物，可以使用诺梅克斯至是本领域技术人员已知的变体实施方案的热塑性得的组件比通过在不同注射步骤中先前用树脂浸渍的多个层的叠加所能够获得的组件更将缠绕在自身上的纤维增强件层定位在模具中并[0135]化学或机械加工使得能够通过去除物质来给予两个金属壳体中的每一个所需的形成腔体的脱粘部，该腔体从第一开口25延伸到第一纤维坯料的位于叶片根部9处的一个[0142]脱粘部优选地在上游由纬纱股线之间的第一交织部26a界定，在下游由纬纱之间26b之间测量的距离在腔体的至少一部分上果翼梁13先前已经与工件23组装在一起，则包括第一部段和工件23的组件插入腔体内部。翼梁通过第二开口24插入由纤维坯件的脱粘部形成的腔体内，直到